Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - H. 35. 30 september 1950 - Flygtekniska forskningsresultat i USA under 1949, av Lennart Franzén
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
868
TEKNISK TIDSKRIFT
Fig. 2. Douglas D-558-H "Skyrocket" lär lia kommit upp
till Mach-tal 1,4 på mycket stor flyghöjd.
Aerodynamik
Största uppmärksamheten har huvudsakligen ägnats åt
överljudflygplanets egenskaper vid låga farter såsom vid
slart och landning och i anslutning härtill
gränsskikts-problemen vid flygplan av belt ny utformning.
Vingprofiler. De allt större flygplanen och
flyghastig-heterna har skapat ett behov av aerodynamiskt underlag
för vingprofiler vid höga Reynoldska tal. Egenskaperna
hos NACA:s lågmotståndsprofiler har undersökts för
värden upp till /f i= 25 • 10", innefattande ett systematiskt
studium av profiltjocklekens, tjockleksfördelningens och
väfningens inflytande. Dessa prov gav ytterligare belägg för
nödvändigheten av att ha försöksvärden tillgängliga vid
höga R-tal, då man skall välja vingprofiler vid
projektering av ett nytt flygplan. Inverkan av Reynolds tal på
profilegenskaperna ökar vid växande R-värden så att man
inte kan extrapolera på vanligt sätt som fallet är vid låga
R-tal utan att få för osäkra värden. Ett särskilt intressant
resultat i samband med dessa undersökningar var den
relativt stora ökningen av maximala lyftkraften för
profilerna NACA 63-006, 64-006 och 65-006, något som
betydligt ökar dessa tunna 6 % profilers användbarhet.
Höglyftanordningar. Försöken att lösa problemet med den
plötsliga överstegringen vid tunna vingprofiler har inte
lett till positivt resultat, men fenomenen har ytterligare
klarlagts genom undersökningarna. Olika kombinationer
av större nosradie, större välvning på profilnosen och
användning av nosklaffar, ökade den maximala lyftkraften
och motsvarande anfallsvinkel men kunde inte förhindra
den plötsliga överstegringen. En tänkbar lösning är alt
använda framkantslots i förening med bakkantklaffar, då
det visat sig att denna anordning ger ett något jämnare
överstegringsförlopp, samtidigt som den i hög grad ökar
lyftkraften. Undersökningar av dubbelkilformade profiler
med nos- och bakkantklaffar visade, att
lyftkraftskoeffi-cienten för minsta motstånd blir större, när nosklaffens
körda ökas.
Vingar. Mycket slor pilform ger kraftig minskning av
Fig. 3. North American F-86 "Sabre", det första
serietill-verkade flygplan, som har nått överljud fart; planet
innehar fortfarande det officiella hastighetsrekordet med 1 079
kmlh.
längdstabiliteten enligt vad som framkommit vid prov med
en 63 pilvinge. För moderata lyftkraftsvärden
motsvarande stabilitetsminskningen en förflyttning av
tryckcentrum på ungefär 50 % hänfört till aerodynamiska
medelkordan. Av försöken framgick emellertid även, att
denna försämring i längdstabiliteten kunde uppskjutas till
högre lyftkraftsvärden med hjälp av antingen nosklaff
utefter hela vingframkanten eller också nedvridbar
ving-framkant jämte klyvklaff på vingbakkantens inre hälfter.
Genom moderata ändringar av tordering och välvning kan
vidare en pilvinges hastighetsegenskaper avsevärt påverkas.
Gränsskiktskontroll. Man har nu fått bättre insikt i
över-stegringsförloppet vid tunna vingprofiler genom de
fortsatta gränsskiktsstudierna i vindtunnlar. Överstegringen
hos en vinge förorsakas vanligen av följande tre
strömningsfenomen i gränsskiktet och är beroende av
ving-profilens utseende:
vid relativt tjocka profiler: gränsskiktsströmningen blir
turbulent nära bakkanten vid en viss anfallsvinkel och
börjar här släppa vingytan, varefter det turbulenta
området sprider sig successivt framåt utefter vingens
översida vid ökande anfallsvinkel;
vid moderat profiltjocklek: ökad anfallsvinkel ger
småningom ett avlöst gränsskikt på övre vingytan i närheten
av vingframkanten, men strömningen blir plötsligt åter
anliggande, då lyftkraftsmaximum uppnåtts;
vid tunna profiler med spetsig nos: även här uppträder
först en gränsskiktsavlösning vid framkanten på vingen
med en turbulent strömning- Vid ytterligare ökad
sned-anblåsning erhålles åter ett anliggande gränsskikt, som
emellertid sedan flyttar sig bakåt allt eftersom
anfallsvinkeln blir större.
Om dessa tre typer av överstegring uppträder separat
eller i kombination beror på profilkaraktären hos vingen
i fråga. Olika former av gränsskiktskontroll lör att
förbättra flygplan vingars aerodynamiska egenskaper har
utprovats. Vid tunna vingprofiler ger gränsskiktskontrollen
främst större maximal lyftkraft, medan vid större
profiltjocklekar i första hand profilmotståndet minskas. Man
har undersökt såväl gränsskiktsbortsugning genom spa 11
som genom poröst material. En sugspalt nära framkanten
på vingens översida fördröjer en total gränsskiktsavlösning
och ökar maximala lyftkraften med ungefär en tredjedel
i förhållande till grundprofilen. Ä andra sidan erhåller
man vid nosspalt en turbulent avlösning, innan
lyftkrafts-maximum uppnåtts. Sugspalter både vid vingframkanten
och vingprofilens mitt ger tillsammans betydligt högre
värde på maximala lyftkraftskoefficienten än vid nosspalt
enbart. Man uppnår dock i stort sett samma resultat med
väl utformade framkantklaffar eller framkantslots.
Det underlag, som hittills framkommit i fråga om
gränsskiktskontroll, är inte tillräckligt för att möjliggöra en
praktisk tillämpning. Gränsskiktsbortsugning över
bakdelen av mycket tjocka vingprofiler ger emellertid en
lösning, som skulle kunna tillämpas för vingrotprofiler vid
vingar med mycket stort sidoförhållande. Glidtalet och
flygsträckan kunde därvid ökas i samband med relativt
långsamma flygplan.
Höghastighetsaerodynamik. Pilvingens fördelar framför
den raka vingens i ljudhastighetsområdet har bekräftats
av såväl praktiska som teoretiska prov. För att till fullo
kunna utnyttja dess förtjänster fordras emellertid att de
aerodynamiska egenskaperna i detta hastighetsområde
ytterligare utforskas. Man har också undersökt vingar
med utåt vingspetsarna stegvis avtagande pilform för
machtal mellan 0,40 och 0,94. "Deltavingar" med
triangulär planform hyser man likaledes stort intresse för, och
många experiment har gjorts med dylika vid och över
ljudets hastighet. Deltavingens låghastighetsegenskaper har
ingående studerats. Problemet är här bl.a. de stora
anfallsvinklar, som fordras för att alstra tillräcklig lyftkraft.
Vid konstruktion av flygplan avsedda för mycket höga
farter måste hänsyn tas till den aerodynamiska uppvärm-
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
